空間飛行器整體框架的製作方法

2023-04-26 10:12:06

專利名稱：空間飛行器整體框架的製作方法
技術領域：
本發明涉及結構，更具體地說，涉及空間飛行器的結構。
人造衛星和小型空間飛行器一般具有框架(也稱為bus)，其上裝載有效載荷，空間飛行器設備和噴推裝置。框架一般包括一系列連接的平板，並由多個複雜的配件、縱向桁條和橫向拉杆支撐。該平板一般連接成六角形、八角形或其他對稱形狀。框架、頂部艙板和底部艙板組成空間飛行器結構的外殼。
當發射時，空間飛行器框架一般要受許多力的作用，這一般是聲振(vibro-acoustic)和振動載荷綜合作用的結果。為適應這些發射環境條件，最好將各部件或框架構件之間的接頭數量減至最少。以往因為結構上和力學支撐上的要求，去消或減少接頭數目是困難的。例如，因為框架板必須承受擠壓和剪切載荷，它們常由加強肋板支撐，以防止彎曲。剛性肋板是由螺栓、焊接或其他公知方法固定到板上。金屬縱向桁條和橫向拉杆也是用機械方法固定到板上。其結果是接頭很多。在確定空間飛行器的結構的「效率」時，接頭數目是要考慮的一個因素。在空間飛行器的結構動力學分析時，一般採用20％-25％的拆分因數來分析空間飛行器的各固有頻率，故連接效率低。
空間飛行器製造者尋求將框架的重量減至最低，以將大部分空間飛行器的重量可分配給有效載荷。除重量輕之外，框架應可以導熱。更具體說來，因為很多產生熱的電氣部件和空間飛行器設備直接安裝到框架上，框架主體起著散熱片的作用，以使這些部件散發熱量。否則必須由某種其它方式散熱，這會增加重量。為了滿足導熱要求，現有技術的空間飛行器框架的主要構件由鋁製成。鋁具有較高導熱係數，重量較輕。但儘管它們是鋁製結構的，但因為有很多組件、配件、加強構件，現有技術的空間飛行器框架常常龐大、笨重且難於使用。
一些空間飛行器製造者企圖通過用纖維複合材料件代替鋁製框架構件來解決重量和體積大的問題。業已發現，使用複合材料的框架並不令人滿意，因為如用鋁製結構一樣，採用的部件很多。而且，由於各個部件的纖維方向不一致，導熱性降低。
因此，需要一種效果更好易於生產的空間飛行器框架。最好，該框架重量輕，且比現有結構的空間飛行器框架包含的部件少，而且應是導熱的。
本發明通過提供一空間飛行器整體框架解決了上述許多問題。該空間飛行器框架是由纖維複合材料薄板覆蓋一個夾芯而成。該夾芯最好是由鋁製成，截面呈蜂窩狀。該框架具有裝載有效載荷、空間飛行器設備和噴推裝置的結構。通過改變夾芯密度或壁厚，框架在局部可得到加強，以便抵抗集中載荷或局部載荷。因此，根據本發明構成的空間飛行器框架比現有技術具有若干優點，包括部件數目減少；因為部件接頭較少更易於組裝以及有效載荷運載能力較大；重量較輕。
特別說明的是，本發明提供一種空間飛行器框架，它具有呈空間飛行器外殼形狀的夾芯；在聚合物基料中包含纖維的並蓋住夾芯內側的第一複合材料層；在聚合物基料中包含纖維的並蓋住夾芯外側的第二複合材料層。夾芯為蜂窩狀結構，是由依框架形狀成形的一整體鋁板製成。而且，第一和第二複合材料層是基本連續的，即它們不含接縫。
在一示範性實施例中，第一和第二複合材料層的聚合物基料中具有氰酸鹽酯。另一個實施例中用環氧樹酯為基料。最好第一和第二複合材料層纖維中包含大約是第一和第二複合材料層體積的53-55％的高模量石墨。夾芯可以具有局部加厚的壁以支撐較高載荷，或者，在特定區域具有較密的蜂窩狀結構。
本發明還提供一製造框架的方法，框架形成一內壁和一外壁，該方法包括如下步驟設置一心架，其外部輪廓基本上是框架內壁的形狀和大小；將由聚合物基料中包括纖維的複合材料形成的第一預浸漬板鋪設到心架外部輪廓上；將夾芯裝到第一預浸漬薄板上；將由聚合物基料中包含纖維的複合材料製成的第二預浸漬板裝到夾芯外部；在高壓罐(autoclave)中固化第一和第二預浸漬板；除去心架。
實施這些步驟的示範性方法包括在裝上夾芯之前藉助真空使第一浸漬板壓實(compacting)，並且在固化步驟之前用真空使第二預浸漬板壓實，對於第一和第二預浸漬板還可以鋪設附加敷層，並且，最好這些敷層每一層都分別壓實。
通過以下結合附圖進行的詳細說明，本發明上述方面和許多伴隨的優點會更易於理解，其中

圖1是具有本發明框架的人造衛星透視圖2是圖1所示衛星框架的分解透視圖，還示出了相關部件；圖3是圖2框架的夾芯和面板的詳細剖視圖；圖4是製造本發明六側面框架的鋁製心架的局部剖開後的側向透視圖，在示出的部分組裝狀態的框架中，第一預浸漬板、柔性覆蓋板和玻璃纖維通氣管裝到心架外表面，準備好進行真空壓實；圖5是圖4的鋁製心架的側向透視圖，顯示框架組裝的進一步狀態，並示出了在純真空袋中組裝，對鋁製心架上的第一預浸漬板層進行真空填實的情況；圖6是圖4鋁製心架側向透視圖，示出框架組裝的更進一步狀態，並顯示出鋁製夾芯被置於組成框架內側面板上的預浸漬板上；圖7是圖4鋁製心架的局部剖開的側向透視圖，示出框架組裝的進一步的狀態，並示出置於組成外面板的預浸漬板、鋁製夾芯和組成內面板的預浸漬板上的一薄板。
現參看附圖，所有附圖中相同數字表示相同部件。圖1示出一空間飛行器，具體說為人造衛星10，它包括實施本發明的框架12。衛星10包括典型的附件和導航設備，如雷達天線14、太陽能電池板16、可操縱高增益天線18和有關推進裝置(未示出，但在該技術領域是熟知的)。圖中所示的衛星10用於近地空間探測，並且包括若干光譜儀20和其他用於採集科學數據並發送回地球的設備。衛星10的一側包括一用於衛星最低點定向(nadir pointing)的低增益天線22以將光譜儀20對準。雖然衛星10是用於空間探測，但本發明框架12可用於幾種不同的空間飛行器結構中，包括有源中繼衛星、外層空間探測衛星、無源衛星或反射器(reflector)衛星，但並不局限於此。
圖1和2所示的框架有一八角形截面。頂部艙板和底部艙板24和26的形狀與框架輪廓一致，分別安裝在框架的頂部和底部。八個角片28可以沿頂部艙板24的八個側面延伸，角片28和艙板24和26是用常規方式安裝在框架12上，如粘合或其他緊固件。頂部艙板24、底部艙板26和框架12構成衛星10的外部結構。在框架12上設置多個安裝開口32用於放置設備，這將在下面詳述。
八角形框架12限定了在八個角部36(圖2)處連接在一起的八個壁34。由圖3可看出，壁34包括夾在內面板40和外面板42之間的蜂窩夾芯38。在本發明的示範性實施例中，夾芯38的蜂窩結構包括一包圍各壁34和角部36的整體板。整體板的端部在一個壁的中心處接合。下面將詳述，每個面板40、42粘結到蜂窩結構上，以便成為一整體無縫結構。蜂窩夾芯38可以形成任何傳統的空間飛行器形狀，包括圓柱形、方形、六角形、八角形等，框架也是如此。
最好蜂窩夾芯38是一柔性鋁板。雖然該示範性實施例用的是截面為蜂窩狀的鋁板，但夾芯也可由其它的板形成，只要它們結構完整，重量輕且具有良好的全厚度導熱性能即可。另外，除鋁以外具有這種性能的其他金屬和非金屬材料也可用於形成夾芯38。
面板40、42是由數層預浸漬板44形成。預浸漬板44最好包括準各向同性複合疊層，並用聚合物基料滲透。通過在準各向同性結構中加入纖維，使面板40、42在平行於面板的各方向具有基本一致的平面熱傳導性能，使熱載荷可在面板的平面方向有效地分布。
聚合物基料最好是氰酸鹽酯，例如由Bryte Technologies公司生產的品牌為Bryte EX1515的氰酸鹽酯。選擇氰酸鹽酯，是因為與環氧樹脂和其他樹脂相比具有較小的除氣性、水份解吸附作用和微小崩裂，從而當沿軌道運行時，減少了光學和傳感器汙染及尺寸變化的可能性。Bryte EX1515氰酸鹽酯在低溫方式下(250°F)固化，在高溫方式下產生的殘餘應力低。如果需要可在450°F以下二次固化。象大多數氰酸鹽酯一樣，Bryte EX1515具有與環氧樹脂相似的預浸漬粘性和最小的粘度。但Bryte EX1515氰酸鹽酯具有足夠大的導電性，排除了在繞軌道運行時電荷積聚的可能性。另外，環氧樹脂或其他樹脂也可用做聚合物基料。Hercules生產的品牌為Hercules 8551的強化環氧樹脂是可採用的環氧樹脂的一個實例。
預浸漬板44的纖維最好是高模量的石墨纖維，比如Amoco Oil公司生產的品牌為Amoco P100S的高模量石墨纖維。之所以選高模量纖維是因為框架12的結構一般對剛度的要求苛刻的，並且由高模量纖維製成的面板40、42具有與鋁等同的平面導熱性(在準各向同性敷層中)，能夠被動地控制熱量。
預浸漬板44中的纖維量可以改變，以使纖維和基料混合體的機械和熱性能達到最好。大量纖維使剛度增大，且使單位磅的預浸漬板44形成的面板40，42具有較好的導熱性。業已發現，纖維量太大會造成結構上的空隙。用於形成框架12預浸漬板的纖維的最佳體積含量是55％。在53％-55％之間效果也是很好的。
在形成框架12時，最好設法使預浸漬板44中的空隙和纖維斷裂最小。為了防止這些現象發生，已開發出一種獨特的形成框架12的方法。
製作一鋁製心架45作為製造框架12的附設件。鋁製心架45的尺寸是這樣的，當心架處在預浸漬板44的固化溫度時，心架的外表面應比要形成的內面板40最終內部尺寸稍微小些。下面將詳述這個尺寸的重要性。選擇鋁是因為它具有優良的熱膨脹性，這使得在面板42、44固化後，可以從框架12中將冷卻的心架45取出。顯然，本領域的技術人員可以用和本發明目的相適應的其他金屬或非金屬製造該心架。
在形成框架的過程中，首先是在鋁製心架45外表面上製成內面板40。為了在固化後容易取出框架，在鋁製心架45上加上分型劑(release agents)(未示出，但在該技術領域是公知的)。然後，在鋁製心架45上人工鋪上預浸漬板44。在壓實後，在預浸漬板44的外面施加穿孔的氟化乙丙烯(FEP)，再加柔性覆蓋板46(圖4)。FEP使薄柔性覆蓋板46均勻地從預浸漬板44拉開而不會使預浸漬板與鋁製心架分離。玻璃纖維通氣管48裝在柔性覆蓋板46外面，並且將整個結構用真空袋包起來，其中包括鋁製心架45(圖5)。然後將袋50抽成真空使鋁製心架45外部的預浸漬板44壓實。
整體的矽橡膠覆蓋板是一種符合柔性覆蓋層46要求的產品實例。包裹鋁製心架45、預浸漬板44和FEP時調整其長度使之大約有3-6英寸的重疊。整體柔性覆蓋板46防止在壓實時預浸漬板44中發生褶皺。由於在預浸漬板中避免了褶皺，可使纖維的斷裂降到最低程度。
在第一預浸漬板44壓實後，在壓實層的外面加另一層預浸漬板。這一層預浸漬板44也用手工包裹，然後與第一預浸漬板一樣，外加FEP、柔性覆蓋板46、玻璃纖維通氣管48和真空袋50，將該預浸漬板壓實。可以附加幾層預浸漬板44形成內面板40，使之達到希望的厚度。所需預浸漬板44的層數取決於所希望的框架12的結構強度和剛度。已經知道內外面板均鋪設六層預浸漬板可形成滿意的結構。為了在固化中達到低空隙度，預浸漬板44的每一層應分別鋪設，並在真空狀態下至少壓實10分鐘。
鋪設期望層數預浸漬板44而形成內面板40後，沿預浸漬板44的最外層的外面裝上蜂窩夾芯38。將蜂窩夾芯38彎曲並沿鋁製心架45的周圍成形，直至其相對兩端相遇形成接縫51(圖6)。最好接縫51的位置靠近其中一壁34的中心部。由於將接縫51置於該位置，面板40、42可以給該縫最大支撐，並且框架的整個表面能支撐設備。
蜂窩夾芯38就位後，將另一預浸漬板44鋪設到蜂窩夾芯的外面，開始形成框架12的外面板42。與內面板40的形成一樣，將預浸漬板44貼上並壓實。
在內面板40和蜂窩夾芯38之間以及外面板42和蜂窩夾芯之間塗上粘結劑薄膜層(0.005″)。該粘結劑可確保面板40，42與蜂窩夾芯38之間良好的粘結。用這種方式施加粘結劑薄膜是本領域熟知的技術。
在最後一層預浸漬板44被壓實後，將真空袋50，玻璃纖維通氣管48和整體柔性覆蓋板取下，沿外預浸漬板44(圖7)鋪設薄板52。薄板52最好是鋁拋光板。最好，薄板52的結構可以完全蓋住最外層的預浸漬板44，並在鄰接的邊緣重疊。然後，鋁製心架45與蜂窩夾芯38，形成內外面板40，42的預浸漬板44和薄板52，一起被置於高壓罐中，在35psi壓力下，將預浸漬板44固化。雖然對於相似的複合材料高壓罐通常的壓力為85-100psi，但本發明應用較低的壓力，已經發現這樣做可使蜂窩夾芯38/面板40，42的界面上纖維撕裂最少。最好，內面板和外面板40，42同時固化並同時粘結，即，在一個步驟中，兩個面板都固化並與蜂窩夾芯粘結。將薄複合材料面板於35psi壓力下固化時，薄板52可使皺紋減小到最低程度。
將預浸漬板44在適於聚合物基料的時間和溫度下固化。本領域的技術人員會根據該基料確定合適的固化時間和溫度，而對於上述的氰酸鹽酯基料，在250°下進行三小時的固化可達到滿意結果。
固化後，將框架12和鋁製心架45由高壓罐取出進行冷卻。因為鋁和聚合物基料/纖維複合材料之間熱膨脹有很大差別，鋁製心架在固化後收縮到某一尺寸，使框架12容易取出。
蜂窩夾芯38不必有一致的橫截面。實際上，蜂窩可在希望的部位較密實，以承擔較大剪切和擠壓載荷。另外，夾芯的壁厚在高應力區域可增加。還可以改變面板40，42疊層的取向或增加附加層，在某些部位增加框架12的強度。
一旦預浸漬板44被固化，形成完整的面板40，42，在希望的位置上可以切出安裝口，以便在衛星上安裝各附件。框架上的安裝口在結構上不需要有蓋，以便容易觸及設備內部組件。在發射之前，安裝口32用多層絕緣層蓋上(未示出，是公知的技術)。在未進入發射場地前把接合面連接元件(未示出，是周知的技術)安裝在頂部和底部艙板24，26上。然後以常規方式將艙板固定到框架12上，例如用螺栓或粘結方法。
框架12提供了許多現有技術的空間飛行器框架不具備的優點。一般來說，常規空間飛行器結構的框架具有多個用許多複雜的配件、縱向桁條和橫向拉杆連接的平板。平板一般由加強肋加強以防止剪切和壓縮彎曲。相比之下，本發明的衛星框架12是一個無接頭或無接縫的整體結構。應用蜂窩夾芯38以在內外面板40，42的聚合物基料中加纖維，為在側面板上直接安裝空間飛行器設備提供了充分理想的結構，而不必再採取二次加強措施。
已對本發明優選實施例做了說明和圖示，但可以明白，在不偏離本發明的精神前提下，在所附權利要求範圍內可以進行種種變化。
權利要求
1.一種空間飛行器框架，該框架包括一夾芯，該夾芯成形為該空間飛行器外殼的形狀；一在聚合物基料中包括纖維的第一複合材料層，它蓋住夾芯內側；一在聚合物基料中包括纖維的第二複合材料層，它蓋住夾芯外側。
2.根據權利要求1所述的空間飛行器框架，其中，該夾芯包括一蜂窩結構。
3.根據權利要求2所述的空間飛行器框架，其中，該夾芯包括一形成為框架形狀的整體鋁板。
4.根據權利要求1所述的空間飛行器框架，其中，該夾芯包括一形成為框架形狀的整體鋁板。
5.根據權利要求4所述的空間飛行器框架，其中，第一複合材料層基本是連續的，從而不含接縫。
6.根據權利要求5所述的空間飛行器框架，其中，第二複合材料層基本是連續的，從而不含接縫。
7.根據權利要求1所述的空間飛行器框架，其中，第一複合材料層基本是連續的，從而不含接縫。
8.根據權利要求7所述的空間飛行器框架，其中，第二複合材料層基本是連續的，從而不含接縫。
9.根據權利要求1所述的空間飛行器框架，其中，第一和第二複合材料層在聚合物基料中包含氰酸鹽酯。
10.根據權利要求9所述的空間飛行器框架，其中，第一和第二複合材料層中的纖維包含高模量石墨。
11.根據權利要求10所述的空間飛行器框架，其中，纖維佔第一和第二複合材料層的體積百分比約為53-55％。
12.根據權利要求10所述的空間飛行器框架，其中，纖維體積約佔55％。
13.根據權利要求1所述的空間飛行器框架，其中，第一和第二複合材料層中的纖維包含高模量石墨。
14.根據權利要求13所述的空間飛行器框架，其中，纖維佔第一和第二複合材料層的體積百分比約為53-55％。
15.根據權利要求14所述的空間飛行器框架，其中，纖維體積約佔55％。
16.根據權利要求1所述的空間飛行器框架，其中，第一和第二複合材料層在聚合物基料中包含環氧樹脂。
17.根據權利要求1所述的空間飛行器框架，其中，夾芯包括局部區域加厚的壁，以便支撐較大載荷。
18.根據權利要求1所述的空間飛行器框架，其中，夾芯包括一蜂窩結構，該蜂窩結構在特定區域密度較大，從而該密度較大部位可承受較大載荷。
19.一種形成空間飛行器的界定內壁和外壁的框架的方法，該方法包括以下步驟設置一心架，該心架具有基本和框架內壁的形狀和尺寸一致的外部輪廓；在心架外部輪廓上鋪設第一預浸漬板，該板是由在聚合物基料中包含纖維的複合材料形成；在第一預浸漬板外部加上一夾芯；在夾芯外部鋪設第二預浸漬板，該板是由在聚合物基料中包含纖維的複合材料形成；在一高壓罐中將第一和第二預浸漬板固化；將心架去除。
20.根據權利要求19所述的方法，還包括以下步驟在裝上夾芯之前用真空將第一預浸漬板壓實，在固化步驟之前藉助真空將第二預浸漬板壓實。
21.根據權利要求19所述的方法，其中，第一和第二預浸漬板是在同一步驟中固化。
22.根據權利要求19所述的方法，還包括以下步驟在固化之前在第二預浸漬板外面敷設一薄板，且當固化時將該薄板維持在該預浸漬板上。
23.根據權利要求19所述的方法，其中，在心架外部輪廓上鋪設由在聚合物基料中包括纖維的複合材料形成的第一預浸漬板時還包括如下步驟將由在聚合物基料中包括纖維的複合材料形成的若干層第一預浸漬板鋪設在心架上。
24.根據權利要求23所述的方法，還包括以下步驟在鋪設下一層第一預浸漬板或夾芯之前，用真空將每一層第一預浸漬板壓實。
25.根據權利要求23所述的方法，其中，在夾芯外側鋪設由在聚合物基料中包括纖維的複合材料形成的第二預浸漬板時還包括如下步驟將由在聚合物基料中包括纖維的複合材料形成的若干層預浸漬板鋪設在夾芯的外側。
26.根據權利要求25所述的方法，還包括如下步驟在鋪設下一層第二預浸漬板或夾芯之前，用真空將每一層第二預浸漬板壓實。
全文摘要
空間飛行器的整體框架(12),通過在夾芯(38)上覆蓋纖維複合材料板(40,42)製成。夾芯最好由鋁製造,具有蜂窩截面。該框架形成供有效載荷、空間飛行器設備和噴推裝置安裝的結構。通過改變夾芯的密度或壁厚,可以將框架局部加強,以便抵抗集中載荷或局部載荷。複合材料板中的纖維板取向可以變化以加強框架的適當部位。
文檔編號B64G1/10GK1172751SQ97115330
公開日1998年2月11日 申請日期1997年8月4日 優先權日1996年8月5日
發明者詹姆斯·O·卡帕, 哈裡·W·杜爾斯奇 申請人:波音公司